【转】三十年霸业再回首

方叶檀

    如果说比较两型战斗机的优劣是总是会引起极大的争议，并且往往无法达成共识的话，那么战果最为辉煌第三代战斗机这一头衔却由F-15牢牢地占据着。这一款外观保守得见不到一点所谓三代机典型特征的战机，凭借什么成就了长达三十年的空中霸业呢？本文将为你揭开不为人知的秘密。
飞行性能
    在世人的印象中，第三代战斗机的典型特征似乎应该是大边条、翼身融合、放宽静安定性、机翼自动变弯度等等，拥有这些特征的代表则是F-16和Су-27与此形成鲜明对比的是F-15并未采用边条和放宽静安定性这样的典型三代机技术，甚至放弃了在F-4上应用过的前缘机动增升装置，仅仅使用了简单的前缘锥形扭转。毫无疑问的，从所采用气动技术的先进性而言，F-15是无法与F-16和Су-27等相比的，但是这是否就意味着F-15的飞行性能就逊色呢？
不妨从近年来最吸引眼球的大迎角飞行能力开始重新认识F-15的能力。与大边条布局或者鸭式布局才能有优秀的大迎角性能的认识相反，F-15拥有良好的大迎角飞行特性，而F-16则是美国使用迎角限制最为严格的三代机。F-15除了1974-1975年间完成失速特性研究之前出版的飞行手册以外，各型号各版本飞行手册均不限制飞机对称构型的使用迎角和故意进行失速、过失速飞行的行为，仅限制了油量和外挂不对称条件的使用迎角及禁止故意进入尾旋1，2，3。根据试飞结论F-15的低速最大稳定迎角为40°4，随马赫数提高而降低，在高亚音速到跨音速区使用迎角受抖振强度限制。F-15大约在8°迎角附近发生轻度抖振，到11°左右发展为中度抖振，此后抖振强度基本稳定。21°迎角是F-15稳定性的Hopf分叉点（动态系统失稳发展出一对线性共轭复特征根的点），在该点附近F-15发生机翼摇摆和偏航振荡，最终在拉满杆后稳定在大约40°迎角10，随着速度降低飞机发生失速。在临近失速时使用方向舵进行滚转控制比副翼有更高的效率，达到失速迎角后，方向舵和副翼效率均降低。F-15在不对称载荷小于5000磅·英尺的构型下是抗偏离的，尤其是无中央副油箱的构型极度抗尾旋，在巡航飞行状态即使满拉杆并进行全行程的交叉输入也不能使飞机进入尾旋。
F-15的大迎角飞行试验结果

1.jpg (18.44 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

尽管已知F-5、F-14和F/A-18也都是大迎角飞行能力出色的战斗机，但是到目前为止并没有支持大迎角飞行能力本身可以在空中格斗中发挥重要作用的战例。然而大迎角飞行能力可能限制到飞机的可用升力系数，从而影响飞机盘旋能力的发挥。F-15在升力特性方面的表现则是低速下在40°迎角可以获得升力系数1.6，比风洞试验的预测高了0.28，与F-16在25°迎角可以获得的升力系数相接近。但是F-15的升力线斜率小，这使它在使用高升力时需要比较大的迎角，此时会发生比较大范围的分离，增加了阻力。
F-15亚音速升力特性

2.jpg (32.51 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

F-15的优势在于它紧凑的总体布局、相对较大的机翼面积和很高的重量控制水平，使它的空重在重型机中匪夷所思的轻，F-15A型机使用空重仅为27500磅，到F-15C的生产后期，使用空重也只有28500磅（12928kg），即使是MSIP（多阶段改进项目）之后的F-15C使用空重也仅有30218磅（13707kg）12。不仅大大低于Су-27和F-14，也低于由中型战斗机发展而来的F/A-18E/F。本文以12928kg使用空重作为F-15C的重量计算基准，这样在挂载4枚AIM-7中距空空导弹，机内半油（6.5磅/加仑的JP-4燃料）时的作战重量不会超过37725磅（17112kg）。
对于瞬时盘旋机动，在跨音速时，又存在一个限制飞机机动的气动现象——“加速旋转”，随着飞机在跨音速机动中减速，焦点急剧前移使飞机突然上仰产生附加的过载，故需限制飞机的跨音速使用过载。针对这一问题，很多飞机的解决方法是在进入跨音速范围后将过载限制线性下降1.5～2g，这种做法保证了安全，但是限制了飞机的机动能力。F-15为了充分发挥出飞机的机动能力，没有简单地对跨音速使用过载进行“一刀切”的限制，而是根据飞机的马赫数和飞行高度制定了一套非线性变化的函数来限制使用过载，并随时通过过载告警系统（OWS）用平显字符和声音向飞行员提示当时的过载限制。这一函数在较大的范围内允许飞机以37500磅重量进行9g的飞行，包括在低空可以进行跨音速9g飞行，最低的过载限制是20000英尺高度，1.03马赫这一点为7.33g，故当过载告警系统被关闭时，F-15的飞行员被要求不能进行超过7.33g的机动。
参考文献7给出了F-15C在10000英尺高度携带4枚AIM-7和4枚AIM-9导弹,重量为40095磅（该重量与MSIP之后状态吻合）时的“狗屋图”，该图为关闭过载告警系统的状态，过载限制为7.33g，由这张图可以校核F-15在中低空角点速度附近的可用升力。由此图可计算得F-15在最大瞬时盘旋时升力系数约为 1.44，符合使用迎角随马赫数增加有所下降与配平旋转阻尼力矩使升力略有损失的规律。那么考虑在海平面，飞机开启过载告警系统的状态，发动机在角点速度法向推力分量有所增长，角点马赫数降低，可用迎角提高约2度，升力系数达到1.5，可以计算出F-15C在海平面携带50%JP-4燃油和4枚AIM-7中距空空导弹的最大瞬时盘旋角速度为29.7°/秒。如果不是携带AIM-7，而是翼下挂载2枚AIM-9的通常空战性能计算构型的话，重量将会减轻802磅（挂载AIM-9时增加了翼下挂架的重量），最大瞬时盘旋角速度则达到了30°/秒。这一数字可能让人感到惊讶，30°/秒这一能力普遍被理解为幻影2000这一极低翼载战斗机的专长，然而F-15通过较轻的翼载和中等的升力特性也达到了这一指标。

由OWS OFF过载外推OWS ON过载的F-15C 3050米狗屋图

3.jpg (46.61 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

在稳定盘旋方面也许更为出人意料，尽管传统上一般认为F-15由于轻得多的翼载荷和较大的推重比而具有优势。从参考文献2、9给出的F-15C干净构型在使用F100-PW-100发动机，总重35000磅时的稳定盘旋曲线和使用F100-PW-220发动机在总重37000磅时的稳定盘旋曲线。总体而言，由飞机升阻特性、发动机性能和重量决定的稳定盘旋能力方面，可以认为F-15并不优于F-16，或在某些范围内是居于劣势的。造成这一现象的原因主要是F-15的亚音速升阻比不高，比F-16和F/A-18都要低10，归结到气动方面应该是没有采用前缘增升装置和自动变弯度技术，仅依靠前缘固定扭转无法照顾到宽大的机动飞行包线。但是回顾F-15和F-16等美国空军第三代战斗机的稳定盘旋性能要求可以发现着重要求的设计点是中空跨音速区域11，空战在这一区域内频繁发生是美国空军根据越南战争这一导弹时代的首次大规模空中作战样本得出的认识12。这一区域内，F-15在低空可以达到9g的结构限制，在中空则可以不受限制地发挥飞机的性能，直到6000米以上的高度，F-15都可以在这一关键的区域内享有许用过载带来的优势。
爬升
在爬升方面首先要明确的是П-42作为专用于创纪录的飞机，作了非常多的减重改装，其创纪录飞行的起飞重量明显小于一般生产型Су-27飞机的空重。比如1989年11月的3000米爬升世界纪录，申报起飞重量仅为14110kg13，甚至1990年3月29日的带1000kg载荷爬升15000米世界纪录仍属于12000-16000kg的C1h级别纪录。同时，П-42所用发动机申报为推力达到133.25kN的Р-32发动机，这种发动机根本没有批量生产过。因此，П-42的爬升纪录无法代表Су-27的爬升性能。80年代中期的F-15C可以从比它略轻的TF-15A（后来改称F-15B）数据来推算，考虑到F-15B零升阻力较F-15C略大，此处仅考虑F-15C重量增大后单位重量剩余功率的下降，忽略仅有数十磅力量级的诱导阻力变化。携带4枚AIM-7F导弹时37256磅的F-15B海平面最大爬升率达到330m/s17，重量增加到37725磅的F-15C海平面最大爬升率约为326m/s。在爬升率方面可与F-15接近的三代机仅有МиГ-29和F-16，但均不能在外挂4枚中距弹时保持如此爬升能力。

F-15B的爬升率

4.jpg (59.16 KB, 下载次数: 2)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

发动机
    美国战斗机相对其他国家的战斗机在型号发展中有一个特殊的优势，即能够不断得到推力上升的发动机，在飞机增加设备而增重时，基本保持推重比不下降，从而保持飞机的能量机动能力。
    毫无疑问，F100-PW-100是70～80年代推重比最高的战斗机发动机。尽管在装备后出现了失速悬挂、涡轮超温等一系列问题，但其热端寿命还是达到1800战术循环（TAC）14，按照1982年8个空军基地驻扎的F-15机队实测表明F-151个飞行小时的发动机负荷平均相当于1.78个TAC15，即F100-PW-100的热端寿命超过1000小时。故而1974年卢克空军基地使用F-15后，前两台飞满500小时的F100状态良好，返修寿命延长到750小时，最后延至1000小时16。
鲜为人知的是，早期F100系列发动机存在一个在平时被禁止使用的Vmax开关，这一开关位于左侧座舱盖下，由一个线扎的护盖挡住。当打开护盖，将开关拨到Vmax时，转速增加和加力燃油流量均有增加。Vmax状态连续使用时间不得超过6分钟，每次使用后须报告并有地勤进行孔探，一个翻修期的总使用时间不得超过60分钟。在截击作战中如果F-15的飞行员使用了Vmax状态，则可以获得一些额外的优势。
1985年推出的F100-PW-220普遍认为是通过加强结构，以重量和台架推力的降低为代价，将F100的寿命增加到了4000TAC。事实并不如此简单，F100-PW-220虽然略微调低了台架推力，但是通过数字电子调节装置改善了发动机的推力响应，并大幅提高了发动机的高马赫数推力，使得M1.2以上时，安装F100-PW-220发动机，总重37000磅的F-15C稳定盘旋性能明显超过了安装F100-PW-100发动机，总重35000磅的F-15A/C型机9。

F-15配用不同发动对性能的影响

5.jpg (36.37 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

航程
F-15C携带4枚AIM-7时的载油系数约为30.3%。F-15的机内油航程可按飞行手册和标准属性文件进行计算，每台发动机启动耗油32磅，转速上升耗油82磅，滑行耗油23磅/分钟。假设约滑行5分钟左右，起飞前总计耗油500磅，则起飞前总重约41500磅，余油约12955磅。以此初始重量加速至爬升速度再耗油300磅，按要求在海平面使用最大连续推力5分钟，耗油约1500磅，前进距离约82km，爬升至45000英尺耗油约1000磅，前进距离约60海里。巡航初始重量约39700磅，余油10155磅，在最优巡航高度44000英尺每磅燃油支持的巡航距离约0.13海里。航线余油要求为20分钟海平面最大航时巡航油耗约1200磅，并携带5%初始油量着陆。下滑不计油耗和距离。巡航段可用燃油约8282磅，该段航程约1077海里，合1994km。可知F-15的机内油总航程约为2200km左右。
火控
    F-15的火控传感器仅有AN/APG-63雷达一项，虽然也曾考虑过使用IRST，但最终因为种种原因为美国空军生产的型号始终没有安装。AN/APG-63是最早装备部队的具有高中低脉冲重复频率（PRF）的全波形数字化雷达，该雷达具有作用距离远，下视能力强，重量轻的特点。根据参考文献18，AN/APG-63的探测距离约为78海里（合144km），其条件按照AN/APG-66对低空目标约为22海里的性能，可知是85%累积检测概率下对2m2目标19。并且AN/APG-63的探测距离在下视条件下没有明显的下降，图中也可以看到另一种全波形雷达AN/APG-65也具有同样的特点，可见这应是全波形雷达所具有的优势。Су-27的火控系统与F-15相比在构成上要复杂许多，除去常规的火控雷达之外，还有光学雷达和头盔目标指示系统构成的光电瞄准系统。这方面可与另一种典型的重型三代机Су-27做个比较。Су-27的雷达瞄准系统РЛПК-27尺寸庞大，拥有直径达到975mm的倒置卡塞格伦天线，重达550kg，堪称是个庞然大物。而光学雷达ОЛС-27的重量也高达120kg，这使Су-27在火控系统的探测部分重量达到了F-15的约3倍之多。然而巨大的重量代价和导致撤换雷达系统总设计师的漫长研制历程并没有为Су-27的火控系统带来优越的性能。俄罗斯科学院院士Е.А.Федосова在他的著作中承认，按“五中去二”的原则确定的50%检测概率下，РЛПК-27对3m2目标的迎头探测距离为100km20。也就是说F-15在高得多的检测概率下对较小的目标探测距离高于Су-27。

6.jpg (18.73 KB, 下载次数: 2)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

Су-27的火控系统中另有一项引人注目的构成是头盔目标指示系统НСЦ，这一装置可使Р-73导弹导引头随动于飞行员视线 ，令Су-27可以在机头指向敌机之前便能锁定目标，取得格斗的胜利。具体而言НСЦ因传感器安装于平视显示器两侧只能测量±60°锥角内的头部转动，精度可达0.25°，但只能测量20°/秒以内的视线角速度，且头部附加质量为350克21。这一装置本身在原理与性能方面并未明显超过美国于1969年开始应用于海军F-4J战斗机上的AN/AVG-8头盔瞄准具（VTAS），在重量，测量范围与精度方面各有千秋。但美国在70年代初进行的一系列用于确定“敏捷”武器系统的飞行试验中发现，飞行员用于跟踪目标的视线角速度平均达53°/秒，最高甚至超过了200°/秒，20°/秒的视线角速度显得不足22。但是由于Су-27拥有大离轴发射能力的Р-73导弹，且本身具有优异的机动性，在格斗中与对手相持时，依靠НСЦ进行大离轴攻击是一项重要的优势。
    武器
    F-15使用标准的美国对空武器，也就是延续使用数十年的AIM-7和AIM-9系列，直到冷战之后才又添加了新的主动雷达制导中距弹AIM-120系列。美国在空空导弹方面一直坚持逐步改进既有型号形成系列发展的路线，与苏联为每一代飞机甚至部分型号飞机研制新型号的导弹大相径庭。一个系列的导弹在总体基本保持技术路线的同时，不断融入最新的技术成果，始终走在时代的前列。F-15A主要使用的AIM-7为1976年开始交付的AIM-7F，这型弹的主要特点是制导系统引入了脉冲多普勒（PD）技术，使它可以滤除地杂波的干扰攻击低至50英尺（约合15米）高度的目标。同时它通过换装单室双推力的Mk58发动机（加速段工作4.5秒，续航段工作11秒）和提高导引头检测能力，大大提高了导弹的射程。AIM-7F的动力射程由AIM-7E的27海里陡增为53海里（约合98km），导引头在200W连续波照射下对RCS为2平米的目标作用距离达到22海里（约合41km），对RCS为5平米的目标作用距离更达32海里（约合60km），由于AIM-7F为全程半主动雷达方式制导，故其对战斗机类目标的射程受导引头作用距离限制为60km以下23，24。苏联在Р-27Р导弹开始研制时就已经判定其导引头РГС-27 （9Б-1101К）的作用距离无法达到AIM-7F的水平（实际达到的水平为对RCS为3平米的目标作用距离25km25）。为了突破导引头距离对导弹射程的限制，在导引的中段引入了指令制导方式，在导引头能够截获目标之前通过载机发出指令引导导弹飞向目标。这种方式使Р-27Р的发射距离达到了与AIM-7F接近的水平，但是付出了导弹设备复杂，重量增加的代价，并且直到80年代中期才完成研制工作装备苏联空军和防空军部队。
    与Р-27的高技术低性能不同，Р-73确实有值得骄傲的资本，该弹在世界上首次实现了多元非成像红外导引头和推力矢量控制大离轴能力导弹的实际装备。Р-73的导引头为独特的L形布置二元非成像敏感器件，当它旋转时，目标辐射依次在两个探测臂上形成信号，进行鉴相处理后得到目标方位信息。这种方式省去了调制盘，大大增加了进光量，能够有效提高目标能量的利用，同时降低了单个器件的面积，使器件自身的噪声大幅降低。Р-73的另一特征为两副扰流片构成的推力矢量，这一装置用于在发射初段使导弹能在较低速度下实现大离轴快速转向。尽管要付出扰流片偏转时的推力损失代价，并且挤占了弹尾部的空间，但是推力矢量对于近距离缠斗中的攻击具有很重要的意义。与AIM-9L相比，Р-73由于使用了推力矢量，其离轴攻击能力是AIM-9L所无法相比的，而且Р-73最大过载高达50g，在对付高机动性目标方面具有很大的优势。应该说Р-73在设计理念上很接近美国70年代研制的AIM-95“敏捷”导弹方案，多元非成像红外导引头和推力矢量控制大离轴都是AIM-95所具有的特征，但美国从成本和复杂性出发将这一进行到试射阶段的项目下马，选择了相对保守的AIM-9L导弹。AIM-9L相对传统的AIM-9系列导弹通过新的锑化铟敏感器件和改进了气动布局获得当时足以满足要求的导引头探测能力（尤其是证明了可以在地面背景杂波中提取目标）和机动性（马岛战争的经验证明它对70-80年代还广泛服役的战斗机有很高的杀伤率）。尽管AIM-9L导弹很轻，它的低阻力弹体设计和高效的Mk36Mod6六角星形燃烧发动机可以使它对10000英尺高度以0.9马赫飞行并作5g逃逸机动的开加力目标达到约8.5km的最大射程26。
    电子战
    F-15的电子战系统是一个统一的系统，称为战术电子战系统（TEWS），它包括雷达告警接收机AN/ALR-56，AN/ALQ-135内装式双模干扰机，AN/ALE-45干扰物投放设备和功能众说纷纭的AN/ALQ-128组成。ALR-56以目前的标准判断也已称不上是先进的雷达告警接收机。它采用了扫描超外差体制，这种体制的优点是可以允许选取高的灵敏度，有很高的频率分辨力，分选信号的能力非常好。但是它的瞬时带宽小，需要时间进行频域扫描，因此对猝发信号的检测概率不理想。但在LPI概念获得广泛应用之前，猝发信号雷达不常见的，并且ALR-56包含了分开的低频段接收机和高频段接收机，双信道中频单元与这两者都可以共同工作。ALR-56由可重编程的计算机控制，可以根据威胁条件的变化更新威胁数据库，可以通过对抗显示器以符号的形式向飞行员显表威胁的方位，如果信号特征可以与威胁数据库匹配则可以显表威胁的型号。ALR-56检测到威胁之后可以直接控制ALQ-135双模干扰机有针对地施放有源干扰，或控制ALE-45投放干扰物。ALQ-128只见于美国自己使用的F-15，位于左垂尾的顶部，出口型F-15均不包含这一设备。关于它的信息也比较模糊，有针对敌我识别进行告警和干扰的说法，也有多普勒导弹逼近告警雷达的说法。从它的保密程度看，前一说的可能性比较大，可以看作是越战期间combat tree设备的一种发展。可见F-15的电子对抗系统功能完整，在70年代居于领先地位，在80年代仍足以对付已知的威胁，并远远优于苏联同时期的技术水平。
    可靠性和维护性
    F-15有过一个流传甚广的绰号——机库皇后，给人留下了高故障、难维护的印象。然而事实上这一印象仅仅适用于F-15A刚刚开始服役的头几年。在F-15服役的最初几年中，航电设备仍处于完善阶段，故障较多，发动机饱受悬挂失速问题和耐久性问题的困扰。但是F-15项目把可靠性维护性问题作为一个关键性能来对待，持续地投入力量进行改进，到1982年针对可靠性问题对飞机发出近千项工程更改，对发动机也超过了700项，其中3/4，即约1200项最终成为设计改进。通过这些努力在服役4年后的1979年，F-15机队的完全任务完好率（FMC）达到与当时空军的主力F-4E机队相当的水平，并在1981年超过了F-4E，其中新型的F-15C/D成为空军可靠性最高的战斗机。在这一过程中，F-15机队的平均故障间隔飞行小时数（MFHBF）由0.68增长到1.68，其中F-15C/D机队达到1.85，而较新生产的F-15C/D Block24~26和27~29分别达到了2.49和3.31。F-15A/B机队的每飞行小时维护工时（MMH/FH）逐渐稳定在22个左右，F-15C/D则要低4.6个27，28。也就是说较新的F-15C/D甚至达到了更晚出现，并以高可靠性著称的F/A-18的水平29。
    探讨
    看出随着时间推移，一型飞机所能获得的信息越来越全面，对其进行全面评价的可能性逐渐提高，所得到的结论很可能与初期零星单点信息的推测有一定的差异。对于仍在役的成熟型号的研究分析不应因循过去的既有信息，而应根据目前已有的信息加以更新，不断深化认识。
参考文献
Preliminary flight manual USAF series F/TF-15A aircraft，T.O. 1F-15A-1，1974.11
Flight manual USAF series F-15A/B/C/D aircraft，T.O. 1F-15A-1，1984.1
Flight manual USAF series F-15E aircraft，T.O. 1F-15E-1，1990.8
J. M. Aercromble，Flight test verification of F-15 performance predictions，ADA056193
Robert C Nolan II，wing rock prediction method for a high performence fighter aircraft，ADA256438
Standard aircraft characteristics F-15C Eagle，1992.2
Energy，USAF Test Pilot School Flight Test Manual Vol.1 chapter 9，1991.8
Jan Roskam，Airplane Design，1985
Flight manual USAF series F-15A/B/C/D aircraft，T.O. 1F-15A-1，1989.7
Edwin J. Saltzman，John W. Hicks，In-Flight Lift-Drag Characteristics for a Forward-Swept Wing Aircraft (and Comparisions With Contemporary Aircraft )，NASA-TP-3414
方宝瑞，飞机气动布局设计，航空工业出版社，1997
William Wallace Momyer，The Evolution of Fighter Tactics in SEA，Air Force Magazine，1973.7
世界飞机手册，航空工业出版社，1994
Thomas R. Dabney,Michael J. Hirshberg,Engine wars : Competition for U.S. fighter engine production,AIAA98-3115
O.T.Castells,Accelerated Mission Testing of F110 Engine,AIAA83-1235
张逸民，航空涡轮风扇发动机，国防工业出版社，1985
Standard aircraft characteristics TF-15A Eagle，1974.2.11
Paul F Goree，F-15 AN/APG-63 Radar Case Study Report，ADA142071
MELVIN B. RINGEL，DAVID H. MOONEY，WILLIAM H. LONG,III，F-16 Pulse Doppler Radar (AN/APG-66) Performance，IEEE TRANSACTIONS ON AEROSPACE AND ELECTRONIC SYSTEMS VOL. AES-19,NO.1，1983.1
Е.А.Федосова，Авиация ПВО России и научно-технический програсс. Боевые комплексы и системы，Дрофа ，2004
孙隆和，王永年，臧惠林，头盔瞄准显示系统和光电火控系统考察报告，电光与控制，1992.4
何大竺，赵庚英翻译，确定“敏捷”武器系统设计要求及运用可能性的早期试验与评价，航空兵器，1975.3
AIM-7F characteristics Summary，1976.1
Standard missile characteristics AIM-7F Sparrow III，1977.1
孙连山，梁学明，航空武器发展史，航空工业出版社，2004
Standard missile characteristics AIM-9L Sidewinder，1974.9
John J. Hadel，The Eagle - a Classic Study in Reliability Growth，Reliability and Maintainability Symposium，1984
C. L. Kirkpatrick，R. R. O'Brien，F-15 Readiness - The Maintainability Contribution，Reliability and Maintainability Symposium，1984
徐小芳翻译，F/A-18多用途战斗机的可靠性与维修性，试飞研究，1999.3

方叶檀

    如果说比较两型战斗机的优劣是总是会引起极大的争议，并且往往无法达成共识的话，那么战果最为辉煌第三代战斗机这一头衔却由F-15牢牢地占据着。这一款外观保守得见不到一点所谓三代机典型特征的战机，凭借什么成就了长达三十年的空中霸业呢？本文将为你揭开不为人知的秘密。
飞行性能
    在世人的印象中，第三代战斗机的典型特征似乎应该是大边条、翼身融合、放宽静安定性、机翼自动变弯度等等，拥有这些特征的代表则是F-16和Су-27与此形成鲜明对比的是F-15并未采用边条和放宽静安定性这样的典型三代机技术，甚至放弃了在F-4上应用过的前缘机动增升装置，仅仅使用了简单的前缘锥形扭转。毫无疑问的，从所采用气动技术的先进性而言，F-15是无法与F-16和Су-27等相比的，但是这是否就意味着F-15的飞行性能就逊色呢？
不妨从近年来最吸引眼球的大迎角飞行能力开始重新认识F-15的能力。与大边条布局或者鸭式布局才能有优秀的大迎角性能的认识相反，F-15拥有良好的大迎角飞行特性，而F-16则是美国使用迎角限制最为严格的三代机。F-15除了1974-1975年间完成失速特性研究之前出版的飞行手册以外，各型号各版本飞行手册均不限制飞机对称构型的使用迎角和故意进行失速、过失速飞行的行为，仅限制了油量和外挂不对称条件的使用迎角及禁止故意进入尾旋1，2，3。根据试飞结论F-15的低速最大稳定迎角为40°4，随马赫数提高而降低，在高亚音速到跨音速区使用迎角受抖振强度限制。F-15大约在8°迎角附近发生轻度抖振，到11°左右发展为中度抖振，此后抖振强度基本稳定。21°迎角是F-15稳定性的Hopf分叉点（动态系统失稳发展出一对线性共轭复特征根的点），在该点附近F-15发生机翼摇摆和偏航振荡，最终在拉满杆后稳定在大约40°迎角10，随着速度降低飞机发生失速。在临近失速时使用方向舵进行滚转控制比副翼有更高的效率，达到失速迎角后，方向舵和副翼效率均降低。F-15在不对称载荷小于5000磅·英尺的构型下是抗偏离的，尤其是无中央副油箱的构型极度抗尾旋，在巡航飞行状态即使满拉杆并进行全行程的交叉输入也不能使飞机进入尾旋。
F-15的大迎角飞行试验结果

1.jpg (18.44 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

尽管已知F-5、F-14和F/A-18也都是大迎角飞行能力出色的战斗机，但是到目前为止并没有支持大迎角飞行能力本身可以在空中格斗中发挥重要作用的战例。然而大迎角飞行能力可能限制到飞机的可用升力系数，从而影响飞机盘旋能力的发挥。F-15在升力特性方面的表现则是低速下在40°迎角可以获得升力系数1.6，比风洞试验的预测高了0.28，与F-16在25°迎角可以获得的升力系数相接近。但是F-15的升力线斜率小，这使它在使用高升力时需要比较大的迎角，此时会发生比较大范围的分离，增加了阻力。
F-15亚音速升力特性

2.jpg (32.51 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

F-15的优势在于它紧凑的总体布局、相对较大的机翼面积和很高的重量控制水平，使它的空重在重型机中匪夷所思的轻，F-15A型机使用空重仅为27500磅，到F-15C的生产后期，使用空重也只有28500磅（12928kg），即使是MSIP（多阶段改进项目）之后的F-15C使用空重也仅有30218磅（13707kg）12。不仅大大低于Су-27和F-14，也低于由中型战斗机发展而来的F/A-18E/F。本文以12928kg使用空重作为F-15C的重量计算基准，这样在挂载4枚AIM-7中距空空导弹，机内半油（6.5磅/加仑的JP-4燃料）时的作战重量不会超过37725磅（17112kg）。
对于瞬时盘旋机动，在跨音速时，又存在一个限制飞机机动的气动现象——“加速旋转”，随着飞机在跨音速机动中减速，焦点急剧前移使飞机突然上仰产生附加的过载，故需限制飞机的跨音速使用过载。针对这一问题，很多飞机的解决方法是在进入跨音速范围后将过载限制线性下降1.5～2g，这种做法保证了安全，但是限制了飞机的机动能力。F-15为了充分发挥出飞机的机动能力，没有简单地对跨音速使用过载进行“一刀切”的限制，而是根据飞机的马赫数和飞行高度制定了一套非线性变化的函数来限制使用过载，并随时通过过载告警系统（OWS）用平显字符和声音向飞行员提示当时的过载限制。这一函数在较大的范围内允许飞机以37500磅重量进行9g的飞行，包括在低空可以进行跨音速9g飞行，最低的过载限制是20000英尺高度，1.03马赫这一点为7.33g，故当过载告警系统被关闭时，F-15的飞行员被要求不能进行超过7.33g的机动。
参考文献7给出了F-15C在10000英尺高度携带4枚AIM-7和4枚AIM-9导弹,重量为40095磅（该重量与MSIP之后状态吻合）时的“狗屋图”，该图为关闭过载告警系统的状态，过载限制为7.33g，由这张图可以校核F-15在中低空角点速度附近的可用升力。由此图可计算得F-15在最大瞬时盘旋时升力系数约为 1.44，符合使用迎角随马赫数增加有所下降与配平旋转阻尼力矩使升力略有损失的规律。那么考虑在海平面，飞机开启过载告警系统的状态，发动机在角点速度法向推力分量有所增长，角点马赫数降低，可用迎角提高约2度，升力系数达到1.5，可以计算出F-15C在海平面携带50%JP-4燃油和4枚AIM-7中距空空导弹的最大瞬时盘旋角速度为29.7°/秒。如果不是携带AIM-7，而是翼下挂载2枚AIM-9的通常空战性能计算构型的话，重量将会减轻802磅（挂载AIM-9时增加了翼下挂架的重量），最大瞬时盘旋角速度则达到了30°/秒。这一数字可能让人感到惊讶，30°/秒这一能力普遍被理解为幻影2000这一极低翼载战斗机的专长，然而F-15通过较轻的翼载和中等的升力特性也达到了这一指标。

由OWS OFF过载外推OWS ON过载的F-15C 3050米狗屋图

3.jpg (46.61 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

在稳定盘旋方面也许更为出人意料，尽管传统上一般认为F-15由于轻得多的翼载荷和较大的推重比而具有优势。从参考文献2、9给出的F-15C干净构型在使用F100-PW-100发动机，总重35000磅时的稳定盘旋曲线和使用F100-PW-220发动机在总重37000磅时的稳定盘旋曲线。总体而言，由飞机升阻特性、发动机性能和重量决定的稳定盘旋能力方面，可以认为F-15并不优于F-16，或在某些范围内是居于劣势的。造成这一现象的原因主要是F-15的亚音速升阻比不高，比F-16和F/A-18都要低10，归结到气动方面应该是没有采用前缘增升装置和自动变弯度技术，仅依靠前缘固定扭转无法照顾到宽大的机动飞行包线。但是回顾F-15和F-16等美国空军第三代战斗机的稳定盘旋性能要求可以发现着重要求的设计点是中空跨音速区域11，空战在这一区域内频繁发生是美国空军根据越南战争这一导弹时代的首次大规模空中作战样本得出的认识12。这一区域内，F-15在低空可以达到9g的结构限制，在中空则可以不受限制地发挥飞机的性能，直到6000米以上的高度，F-15都可以在这一关键的区域内享有许用过载带来的优势。
爬升
在爬升方面首先要明确的是П-42作为专用于创纪录的飞机，作了非常多的减重改装，其创纪录飞行的起飞重量明显小于一般生产型Су-27飞机的空重。比如1989年11月的3000米爬升世界纪录，申报起飞重量仅为14110kg13，甚至1990年3月29日的带1000kg载荷爬升15000米世界纪录仍属于12000-16000kg的C1h级别纪录。同时，П-42所用发动机申报为推力达到133.25kN的Р-32发动机，这种发动机根本没有批量生产过。因此，П-42的爬升纪录无法代表Су-27的爬升性能。80年代中期的F-15C可以从比它略轻的TF-15A（后来改称F-15B）数据来推算，考虑到F-15B零升阻力较F-15C略大，此处仅考虑F-15C重量增大后单位重量剩余功率的下降，忽略仅有数十磅力量级的诱导阻力变化。携带4枚AIM-7F导弹时37256磅的F-15B海平面最大爬升率达到330m/s17，重量增加到37725磅的F-15C海平面最大爬升率约为326m/s。在爬升率方面可与F-15接近的三代机仅有МиГ-29和F-16，但均不能在外挂4枚中距弹时保持如此爬升能力。

F-15B的爬升率

4.jpg (59.16 KB, 下载次数: 2)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

发动机
    美国战斗机相对其他国家的战斗机在型号发展中有一个特殊的优势，即能够不断得到推力上升的发动机，在飞机增加设备而增重时，基本保持推重比不下降，从而保持飞机的能量机动能力。
    毫无疑问，F100-PW-100是70～80年代推重比最高的战斗机发动机。尽管在装备后出现了失速悬挂、涡轮超温等一系列问题，但其热端寿命还是达到1800战术循环（TAC）14，按照1982年8个空军基地驻扎的F-15机队实测表明F-151个飞行小时的发动机负荷平均相当于1.78个TAC15，即F100-PW-100的热端寿命超过1000小时。故而1974年卢克空军基地使用F-15后，前两台飞满500小时的F100状态良好，返修寿命延长到750小时，最后延至1000小时16。
鲜为人知的是，早期F100系列发动机存在一个在平时被禁止使用的Vmax开关，这一开关位于左侧座舱盖下，由一个线扎的护盖挡住。当打开护盖，将开关拨到Vmax时，转速增加和加力燃油流量均有增加。Vmax状态连续使用时间不得超过6分钟，每次使用后须报告并有地勤进行孔探，一个翻修期的总使用时间不得超过60分钟。在截击作战中如果F-15的飞行员使用了Vmax状态，则可以获得一些额外的优势。
1985年推出的F100-PW-220普遍认为是通过加强结构，以重量和台架推力的降低为代价，将F100的寿命增加到了4000TAC。事实并不如此简单，F100-PW-220虽然略微调低了台架推力，但是通过数字电子调节装置改善了发动机的推力响应，并大幅提高了发动机的高马赫数推力，使得M1.2以上时，安装F100-PW-220发动机，总重37000磅的F-15C稳定盘旋性能明显超过了安装F100-PW-100发动机，总重35000磅的F-15A/C型机9。

F-15配用不同发动对性能的影响

5.jpg (36.37 KB, 下载次数: 3)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

航程
F-15C携带4枚AIM-7时的载油系数约为30.3%。F-15的机内油航程可按飞行手册和标准属性文件进行计算，每台发动机启动耗油32磅，转速上升耗油82磅，滑行耗油23磅/分钟。假设约滑行5分钟左右，起飞前总计耗油500磅，则起飞前总重约41500磅，余油约12955磅。以此初始重量加速至爬升速度再耗油300磅，按要求在海平面使用最大连续推力5分钟，耗油约1500磅，前进距离约82km，爬升至45000英尺耗油约1000磅，前进距离约60海里。巡航初始重量约39700磅，余油10155磅，在最优巡航高度44000英尺每磅燃油支持的巡航距离约0.13海里。航线余油要求为20分钟海平面最大航时巡航油耗约1200磅，并携带5%初始油量着陆。下滑不计油耗和距离。巡航段可用燃油约8282磅，该段航程约1077海里，合1994km。可知F-15的机内油总航程约为2200km左右。
火控
    F-15的火控传感器仅有AN/APG-63雷达一项，虽然也曾考虑过使用IRST，但最终因为种种原因为美国空军生产的型号始终没有安装。AN/APG-63是最早装备部队的具有高中低脉冲重复频率（PRF）的全波形数字化雷达，该雷达具有作用距离远，下视能力强，重量轻的特点。根据参考文献18，AN/APG-63的探测距离约为78海里（合144km），其条件按照AN/APG-66对低空目标约为22海里的性能，可知是85%累积检测概率下对2m2目标19。并且AN/APG-63的探测距离在下视条件下没有明显的下降，图中也可以看到另一种全波形雷达AN/APG-65也具有同样的特点，可见这应是全波形雷达所具有的优势。Су-27的火控系统与F-15相比在构成上要复杂许多，除去常规的火控雷达之外，还有光学雷达和头盔目标指示系统构成的光电瞄准系统。这方面可与另一种典型的重型三代机Су-27做个比较。Су-27的雷达瞄准系统РЛПК-27尺寸庞大，拥有直径达到975mm的倒置卡塞格伦天线，重达550kg，堪称是个庞然大物。而光学雷达ОЛС-27的重量也高达120kg，这使Су-27在火控系统的探测部分重量达到了F-15的约3倍之多。然而巨大的重量代价和导致撤换雷达系统总设计师的漫长研制历程并没有为Су-27的火控系统带来优越的性能。俄罗斯科学院院士Е.А.Федосова在他的著作中承认，按“五中去二”的原则确定的50%检测概率下，РЛПК-27对3m2目标的迎头探测距离为100km20。也就是说F-15在高得多的检测概率下对较小的目标探测距离高于Су-27。

6.jpg (18.73 KB, 下载次数: 2)

下载附件 保存到相册

2011-4-15 23:29 上传

Су-27的火控系统中另有一项引人注目的构成是头盔目标指示系统НСЦ，这一装置可使Р-73导弹导引头随动于飞行员视线 ，令Су-27可以在机头指向敌机之前便能锁定目标，取得格斗的胜利。具体而言НСЦ因传感器安装于平视显示器两侧只能测量±60°锥角内的头部转动，精度可达0.25°，但只能测量20°/秒以内的视线角速度，且头部附加质量为350克21。这一装置本身在原理与性能方面并未明显超过美国于1969年开始应用于海军F-4J战斗机上的AN/AVG-8头盔瞄准具（VTAS），在重量，测量范围与精度方面各有千秋。但美国在70年代初进行的一系列用于确定“敏捷”武器系统的飞行试验中发现，飞行员用于跟踪目标的视线角速度平均达53°/秒，最高甚至超过了200°/秒，20°/秒的视线角速度显得不足22。但是由于Су-27拥有大离轴发射能力的Р-73导弹，且本身具有优异的机动性，在格斗中与对手相持时，依靠НСЦ进行大离轴攻击是一项重要的优势。
    武器
    F-15使用标准的美国对空武器，也就是延续使用数十年的AIM-7和AIM-9系列，直到冷战之后才又添加了新的主动雷达制导中距弹AIM-120系列。美国在空空导弹方面一直坚持逐步改进既有型号形成系列发展的路线，与苏联为每一代飞机甚至部分型号飞机研制新型号的导弹大相径庭。一个系列的导弹在总体基本保持技术路线的同时，不断融入最新的技术成果，始终走在时代的前列。F-15A主要使用的AIM-7为1976年开始交付的AIM-7F，这型弹的主要特点是制导系统引入了脉冲多普勒（PD）技术，使它可以滤除地杂波的干扰攻击低至50英尺（约合15米）高度的目标。同时它通过换装单室双推力的Mk58发动机（加速段工作4.5秒，续航段工作11秒）和提高导引头检测能力，大大提高了导弹的射程。AIM-7F的动力射程由AIM-7E的27海里陡增为53海里（约合98km），导引头在200W连续波照射下对RCS为2平米的目标作用距离达到22海里（约合41km），对RCS为5平米的目标作用距离更达32海里（约合60km），由于AIM-7F为全程半主动雷达方式制导，故其对战斗机类目标的射程受导引头作用距离限制为60km以下23，24。苏联在Р-27Р导弹开始研制时就已经判定其导引头РГС-27 （9Б-1101К）的作用距离无法达到AIM-7F的水平（实际达到的水平为对RCS为3平米的目标作用距离25km25）。为了突破导引头距离对导弹射程的限制，在导引的中段引入了指令制导方式，在导引头能够截获目标之前通过载机发出指令引导导弹飞向目标。这种方式使Р-27Р的发射距离达到了与AIM-7F接近的水平，但是付出了导弹设备复杂，重量增加的代价，并且直到80年代中期才完成研制工作装备苏联空军和防空军部队。
    与Р-27的高技术低性能不同，Р-73确实有值得骄傲的资本，该弹在世界上首次实现了多元非成像红外导引头和推力矢量控制大离轴能力导弹的实际装备。Р-73的导引头为独特的L形布置二元非成像敏感器件，当它旋转时，目标辐射依次在两个探测臂上形成信号，进行鉴相处理后得到目标方位信息。这种方式省去了调制盘，大大增加了进光量，能够有效提高目标能量的利用，同时降低了单个器件的面积，使器件自身的噪声大幅降低。Р-73的另一特征为两副扰流片构成的推力矢量，这一装置用于在发射初段使导弹能在较低速度下实现大离轴快速转向。尽管要付出扰流片偏转时的推力损失代价，并且挤占了弹尾部的空间，但是推力矢量对于近距离缠斗中的攻击具有很重要的意义。与AIM-9L相比，Р-73由于使用了推力矢量，其离轴攻击能力是AIM-9L所无法相比的，而且Р-73最大过载高达50g，在对付高机动性目标方面具有很大的优势。应该说Р-73在设计理念上很接近美国70年代研制的AIM-95“敏捷”导弹方案，多元非成像红外导引头和推力矢量控制大离轴都是AIM-95所具有的特征，但美国从成本和复杂性出发将这一进行到试射阶段的项目下马，选择了相对保守的AIM-9L导弹。AIM-9L相对传统的AIM-9系列导弹通过新的锑化铟敏感器件和改进了气动布局获得当时足以满足要求的导引头探测能力（尤其是证明了可以在地面背景杂波中提取目标）和机动性（马岛战争的经验证明它对70-80年代还广泛服役的战斗机有很高的杀伤率）。尽管AIM-9L导弹很轻，它的低阻力弹体设计和高效的Mk36Mod6六角星形燃烧发动机可以使它对10000英尺高度以0.9马赫飞行并作5g逃逸机动的开加力目标达到约8.5km的最大射程26。
    电子战
    F-15的电子战系统是一个统一的系统，称为战术电子战系统（TEWS），它包括雷达告警接收机AN/ALR-56，AN/ALQ-135内装式双模干扰机，AN/ALE-45干扰物投放设备和功能众说纷纭的AN/ALQ-128组成。ALR-56以目前的标准判断也已称不上是先进的雷达告警接收机。它采用了扫描超外差体制，这种体制的优点是可以允许选取高的灵敏度，有很高的频率分辨力，分选信号的能力非常好。但是它的瞬时带宽小，需要时间进行频域扫描，因此对猝发信号的检测概率不理想。但在LPI概念获得广泛应用之前，猝发信号雷达不常见的，并且ALR-56包含了分开的低频段接收机和高频段接收机，双信道中频单元与这两者都可以共同工作。ALR-56由可重编程的计算机控制，可以根据威胁条件的变化更新威胁数据库，可以通过对抗显示器以符号的形式向飞行员显表威胁的方位，如果信号特征可以与威胁数据库匹配则可以显表威胁的型号。ALR-56检测到威胁之后可以直接控制ALQ-135双模干扰机有针对地施放有源干扰，或控制ALE-45投放干扰物。ALQ-128只见于美国自己使用的F-15，位于左垂尾的顶部，出口型F-15均不包含这一设备。关于它的信息也比较模糊，有针对敌我识别进行告警和干扰的说法，也有多普勒导弹逼近告警雷达的说法。从它的保密程度看，前一说的可能性比较大，可以看作是越战期间combat tree设备的一种发展。可见F-15的电子对抗系统功能完整，在70年代居于领先地位，在80年代仍足以对付已知的威胁，并远远优于苏联同时期的技术水平。
    可靠性和维护性
    F-15有过一个流传甚广的绰号——机库皇后，给人留下了高故障、难维护的印象。然而事实上这一印象仅仅适用于F-15A刚刚开始服役的头几年。在F-15服役的最初几年中，航电设备仍处于完善阶段，故障较多，发动机饱受悬挂失速问题和耐久性问题的困扰。但是F-15项目把可靠性维护性问题作为一个关键性能来对待，持续地投入力量进行改进，到1982年针对可靠性问题对飞机发出近千项工程更改，对发动机也超过了700项，其中3/4，即约1200项最终成为设计改进。通过这些努力在服役4年后的1979年，F-15机队的完全任务完好率（FMC）达到与当时空军的主力F-4E机队相当的水平，并在1981年超过了F-4E，其中新型的F-15C/D成为空军可靠性最高的战斗机。在这一过程中，F-15机队的平均故障间隔飞行小时数（MFHBF）由0.68增长到1.68，其中F-15C/D机队达到1.85，而较新生产的F-15C/D Block24~26和27~29分别达到了2.49和3.31。F-15A/B机队的每飞行小时维护工时（MMH/FH）逐渐稳定在22个左右，F-15C/D则要低4.6个27，28。也就是说较新的F-15C/D甚至达到了更晚出现，并以高可靠性著称的F/A-18的水平29。
    探讨
    看出随着时间推移，一型飞机所能获得的信息越来越全面，对其进行全面评价的可能性逐渐提高，所得到的结论很可能与初期零星单点信息的推测有一定的差异。对于仍在役的成熟型号的研究分析不应因循过去的既有信息，而应根据目前已有的信息加以更新，不断深化认识。
参考文献
Preliminary flight manual USAF series F/TF-15A aircraft，T.O. 1F-15A-1，1974.11
Flight manual USAF series F-15A/B/C/D aircraft，T.O. 1F-15A-1，1984.1
Flight manual USAF series F-15E aircraft，T.O. 1F-15E-1，1990.8
J. M. Aercromble，Flight test verification of F-15 performance predictions，ADA056193
Robert C Nolan II，wing rock prediction method for a high performence fighter aircraft，ADA256438
Standard aircraft characteristics F-15C Eagle，1992.2
Energy，USAF Test Pilot School Flight Test Manual Vol.1 chapter 9，1991.8
Jan Roskam，Airplane Design，1985
Flight manual USAF series F-15A/B/C/D aircraft，T.O. 1F-15A-1，1989.7
Edwin J. Saltzman，John W. Hicks，In-Flight Lift-Drag Characteristics for a Forward-Swept Wing Aircraft (and Comparisions With Contemporary Aircraft )，NASA-TP-3414
方宝瑞，飞机气动布局设计，航空工业出版社，1997
William Wallace Momyer，The Evolution of Fighter Tactics in SEA，Air Force Magazine，1973.7
世界飞机手册，航空工业出版社，1994
Thomas R. Dabney,Michael J. Hirshberg,Engine wars : Competition for U.S. fighter engine production,AIAA98-3115
O.T.Castells,Accelerated Mission Testing of F110 Engine,AIAA83-1235
张逸民，航空涡轮风扇发动机，国防工业出版社，1985
Standard aircraft characteristics TF-15A Eagle，1974.2.11
Paul F Goree，F-15 AN/APG-63 Radar Case Study Report，ADA142071
MELVIN B. RINGEL，DAVID H. MOONEY，WILLIAM H. LONG,III，F-16 Pulse Doppler Radar (AN/APG-66) Performance，IEEE TRANSACTIONS ON AEROSPACE AND ELECTRONIC SYSTEMS VOL. AES-19,NO.1，1983.1
Е.А.Федосова，Авиация ПВО России и научно-технический програсс. Боевые комплексы и системы，Дрофа ，2004
孙隆和，王永年，臧惠林，头盔瞄准显示系统和光电火控系统考察报告，电光与控制，1992.4
何大竺，赵庚英翻译，确定“敏捷”武器系统设计要求及运用可能性的早期试验与评价，航空兵器，1975.3
AIM-7F characteristics Summary，1976.1
Standard missile characteristics AIM-7F Sparrow III，1977.1
孙连山，梁学明，航空武器发展史，航空工业出版社，2004
Standard missile characteristics AIM-9L Sidewinder，1974.9
John J. Hadel，The Eagle - a Classic Study in Reliability Growth，Reliability and Maintainability Symposium，1984
C. L. Kirkpatrick，R. R. O'Brien，F-15 Readiness - The Maintainability Contribution，Reliability and Maintainability Symposium，1984
徐小芳翻译，F/A-18多用途战斗机的可靠性与维修性，试飞研究，1999.3